CN111443732A

CN111443732A - 一种航天测控设备自引导方法

Info

Publication number: CN111443732A
Application number: CN202010323183.6A
Authority: CN
Inventors: 周辉峰; 姜忠武; 汤念; 廖清森; 戴骏飞
Original assignee: Unit 63816 Of Pla
Current assignee: Unit 63816 Of Pla
Priority date: 2020-04-22
Filing date: 2020-04-22
Publication date: 2020-07-24

Abstract

本发明的一种航天测控设备自引导方法，包括以下步骤：a.开始；b.启动地面航天测控站设备开始执行命令，对目标飞行器进行初始捕获，并根据接收目标飞行器状态判断是否满足自跟踪；c.满足自跟踪条件，执行自跟踪命令；d.判断目标飞行器是否丢失；e.目标飞行器处于丢失状态，判断跟踪测量弧段是否结束，弧段结束则退出任务，否则，进入丢失重捕，并判断丢失重捕的目标飞行器状态是否满足自跟踪；f.如果丢失重捕的目标飞行器状态满足自跟踪，执行自跟踪，返回d，否则，返回步骤e。本发明的引导方法便于提升航天测控设备适应能力和抗干扰能力，从而进一步提高测控数据收发的连续性、稳定性和可靠性。

Description

一种航天测控设备自引导方法

技术领域

本发明涉及航天技术应用领域，具体是一种航天测控设备自引导方法。

背景技术

测控系统主要负责飞行器（火箭、卫星等）的轨道测量、图像及遥测监视、遥控操作、数据注入、飞行控制等，是载人航天八大系统之一，是探月工程五大系统之一，是航天工程不可或缺的重要组成部分。航天测控站的任务是直接对飞行器进行跟踪测量、遥测、遥控和通信等，它将接收到的测量、遥测信息传送给航天控制中心，根据航天控制中心的指示与飞行器通信，并配合控制中心完成对飞行器的控制。陆地测控站通常由跟踪测量设备、遥测设备、遥控设备、通信设备、监控显示等设备组成。

对于航天发射主动段测控而言，国内外主要航天发射中心已基本建立“程序引导（简称：程引、内引）+中心数据引导（简称：数引、外引）+自跟踪”的多体制的跟踪测量策略，现有跟踪模式流程如图1所示。程引模式只能在目标按照预定路线飞行时可用，一旦目标偏离路线、飞行超前或滞后都将导致丢失目标；数引模式则利用正常自跟踪的测控站的综合数据（含遥测数据、雷达定位数据、惯导数据），进行飞行目标的实时定位，再将定位结果用于引导其他测控站点（简称：他站）地面设备跟踪目标，要求所依赖站点（引导数据来源站）设备自跟踪稳定、各测控站点与中心数据链路畅通且时间高度统一。引导数据、通信链路、时统系统任一环节出现问题将导致数引模式失效。遇到地震、泥石流、山体滑坡等自然灾害和战争时，数引模式的通信链路保障环节容易遭到破坏。

由于飞行器造价高昂，飞行试验次数受限，飞行数据十分珍贵，每次飞行试验都要求测控系统完整而可靠地获取飞行试验数据。因此，提升航天测控设备适应能力和抗干扰能力，进一步提高测控数据收发的可靠性是十分必要的。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航天测控设备自引导方法，该方法便于提升航天测控设备适应能力和抗干扰能力，从而进一步提高测控数据收发的可靠性。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种航天测控设备自引导方法，包括以下步骤：

a.开始；

b.启动地面航天测控站设备开始执行命令，按中心数据引导、程序引导到同站引导的优先级顺序对目标飞行器进行初始捕获，并根据接收目标飞行器状态判断是否满足自跟踪；

c.如果初始捕获的目标飞行器状态满足自跟踪，则进入自跟踪，否则，返回步骤b再捕获，直至满足自跟踪，进入自跟踪；

d.进入自跟踪，地面航天测控站设备自跟踪目标飞行器，并实时接收解算目标定位信息，生成自引导导弹，判断目标飞行器是否丢失，不丢失保持自跟踪状态，丢失进入目标丢失状态；

e.目标飞行器处于丢失状态，判断跟踪测量弧段是否结束，弧段结束则退出任务，否则，按中心数据引导、同站互引导、自引导到程序引导的优先级顺序进入丢失重捕，并判断丢失重捕的目标飞行器状态是否满足自跟踪；

f.如果丢失重捕的目标飞行器状态满足自跟踪，执行自跟踪，返回d，否则，返回步骤e。

步骤b中，地面航天测控站设备对初始捕获的目标飞行器的遥测数据进行接收解调，并通过目标多星座定位挑路解算获取目标定位信息，再进行目标弹道拟合外推，生成自引导弹道，用于引导地面天线对准目标，随后进行目标状态是否符合自跟踪判断。

步骤e中，跟踪的弧段结束判断为否，按设定优先级别及算法引导地面天线对准目标，进行丢失重捕，并实时接收遥测数据，解算目标多星座定位信息。

所述引导弹道的拟合外推生成，需进行传输及延时扣除处理。

所述目标多星座定位挑路解算为采用插播在遥测帧中的多星座接收机定位数据进行实时解算。

所述引导弹道为地面航天测控站设备测控目标飞行器的实时引导弹道。

所述地面航天测控站设备包括跟踪测量设备、遥测设备、遥控设备、通信设备及监控显示器，用于直接对飞行器进行跟踪测量、遥测、遥控及通信。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

本发明在初始捕获阶段增加了同站互引导模式，初始捕获时按中心数据引导、程序引导到同站引导的优先顺序进行捕获。当目标丢失时，增加了同站互引导和自引导模式，丢失重捕时按中心数据引导、同站互引导、自引导到程序引导的优先顺序进行捕获；本发明基于测控遥测数据的正常接收解调，实时对多座接收机定位数据进行挑路处理，提取出飞行器目标位置信息序列，利用获取的位置信息进行弹道拟合外推，扣除空间传输、处理时延后转换为测控站实时引导弹道，用于引导天线对准飞行目标。并且，将扣除空间传输、处理时延后飞行目标位置信息，送至同站其他测控设备，再转换为其他设备的引导弹道，同站各设备布局比较紧凑时，可以直接使用跟踪弹道引导其他设备跟踪捕获飞行目标；同理，同站其他设备获取的飞行目标定位信息也能够引导地面遥测设备跟踪捕获飞行目标，实现同站设备互引导模式。本发明的引导方法便于提升航天测控设备适应能力和抗干扰能力，从而进一步提高测控数据收发的连续性、稳定性和可靠性。

附图说明

图1为现有技术中地面航天测控站设备对飞行器跟踪模式流程图；

图2为本发明中基于多星座接收机定位的自引导方法流程图；

图3为本发明中初始捕获及丢失重捕流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

请参照图2-3中，本发明的一种航天测控设备自引导方法，包括以下步骤：

a.开始；

本发明在实际运行及运算过程中，具体如下：

在设计中，本发明从地面测控站点自身出发，研究实现的一种航天测控设备自引导方法。为各测控站点地面设备的跟踪测量开辟一道新的引导途径。即使中心数引通信链路中断，测控站基于自身的跟踪测量，从下行遥测数据中实时解调出箭载（星载）多星座接收机定位数据，进行插值外推，并转换为测控站跟踪引导弹道，应用于引导测控天线对准目标。还可以将此引导弹道引导同站其他设备跟踪目标，提高了测控站地面设备跟踪测量的稳定性和可靠性。

本发明设计的一种航天测控设备自引导方法。开始执行命令后，地面设备必须先通过中心数据引导、程序引导及同站引导捕获目标，接收遥测下行数据并解调；将插播在遥测帧中的多星座接收机定位数据（t_i,X_i, Y_i, Z_i）进行实时解算；然后将已获取的目标弹道信息进行拟合外推；扣除传输、处理延时后，转换为测控站实时引导弹道（t_mi，A_mi，E_mi），用于引导天线对准目标。满足跟踪条件后可切换为自跟踪模式，自引导弹道实时更新，直至任务弧段结束。本发明的计算法不仅实现了“遥测接收-弹道解算-引导天线-自跟踪”的跟踪策略，还实现了“遥测接收-弹道解算-引导天线”和“遥测接收-弹道解算-自跟踪”的实时闭环处理，确保跟踪的连续性、稳定性和可靠性。

对于时延计算而言，箭上遥测系统处理多星座接收机定位信息、空间传输时延、地面遥测解算的时延可通过解算多星座接收机定位时刻的相对时与地面解算结束时刻相对时刻做差求取。弹道采用多项式最小二乘法拟合法，先拟合后外推。然后经时延修正后用于引导天线跟踪目标。

本申请的自引导方法及其实现过程如下：

目前，各卫星导航系统采用坐标系及时间系统不一致（GPS采用WGS-84坐标系、GLONASS采用PZ-90坐标系、BDS使用CGCS2000坐标系），使用多模卫星导航时，需将各卫星系统坐标系及时间轴进行转换到同一坐标系和时间基准。

以某型号箭载多星座接收机为例，坐标系统一采为WGS-84地心坐标系（t_i,X_i, Y_i,Z_i），时间统一转换为北京时和相对时，相对时的0点取火箭起飞时刻。本发明用数据刷新频率约10Hz。拟合外推算法采用3次多项式最小二次拟合法，拟合刷新频率与定位解算频率10Hz一致。经测算火箭主动段空间传输、各级处理时延约100ms。初始拟合取50个点（5秒）定位数据，根据时延估算因外推至当前时刻后200ms，并根据实际需要选择外推的步数。当定位数据实时更新时，进行移步拟合实时更新当前弹道。

实验结果表明，外推弹道制作的自引导弹道（t_mi，A_mi，E_mi）与实际跟踪弹道（t_si，A_si，E_si）是吻合的，能够满足引导天线对准目标，实现实时接收遥测信息。当目标丢失后也能够通过此方法实现目标的丢失重捕，该跟踪策略和引导算法是完全可行的。

实践表明，有5s（50步）以上实时定位信息后，该算法可实时引导天线对准目标，完成引导跟踪测量任务，同时可以将该引导弹道用于引导同站其他设备跟踪目标。对于地面测量设备而言，只要接收到5s（50步）以上定位信息，即使之后伺服解角误差链路出现故障（如：解角误差信号输出异常），在不依赖中心数字引导的情况下，测量站还可以通过此方法完成跟踪测量任务。需要外推多步时，采用50点2次多项式最小二次拟合外推50步或100点3次多项式最小二次拟合外推100步有较好的鲁棒性，误差在天线跟踪波束角范围内。随着外推步数越多，误差越大，超出波束角后可能会导致目标丢失。

本发明是随着卫星导航系统（主要包括：GPS全球定位系统、GLONASS卫星导航系统、BDS北斗卫星导航系统）应用的成熟和发展，结合国内测控设备实际情况，引入基于箭载（星载）多星座接收机定位的航天测控设备自引导模式，改进和丰富了原有测控设备的跟踪模式。

本发明在初始捕获阶段增加了同站互引导模式，初始捕获时按中心数据引导、程序引导到同站引导的优先顺序进行捕获。当目标丢失时，增加了同站互引导和自引导模式，丢失重捕时按中心数据引导、同站互引导、自引导到程序引导的优先顺序进行捕获；在实际应用过程中，也可根据用户不同需求调整初始捕获和丢失重捕的优先级。

具有两套以上设备的测控站点才能够使用同站互引导模式。一般而言，由于遥测设备波束角大于雷达波束角，遥测设备先于雷达设备发现目标。先发现并能够跟踪目标的设备可以将实时目标位置信息或自跟踪的角度信息用于引导同站设备跟踪捕获目标。在飞行目标偏离理论路线且中心数引模式失效时，同站互引导捕获模式便成同站单台跟踪设备唯一的引导模式。

本发明基于测控遥测数据的正常接收解调，实时对插播在遥测帧中的多模接收机定位数据进行挑路处理，提取出飞行器目标（卫星、火箭等）位置信息序列（t_i，X_i，Y_i，Z_i），利用获取的位置信息进行弹道拟合外推，扣除空间传输、处理时延后转换为测控站实时引导弹道（t_mi，A_mi，E_mi），用于引导天线对准飞行目标（卫星、火箭等）。

并且，将扣除空间传输、处理时延后飞行目标（卫星、火箭等）位置信息（t_i，X_i，Y_i，Z_i），送至同站其他测控设备（单脉冲雷达、光学测量等），再转换为其他设备（单脉冲雷达、光学测量等）的引导弹道，同站各设备布局比较紧凑时，可以直接使用跟踪弹道（t_si，A_si，E_si）引导其他设备（单脉冲雷达、光学测量等）跟踪捕获飞行目标；同理，同站其他设备（单脉冲雷达、光学测量等）获取的飞行目标定位信息也能够引导地面遥测设备跟踪捕获飞行目标，实现同站设备互引导模式。本发明的引导方法便于提升航天测控设备适应能力和抗干扰能力，从而进一步提高测控数据收发的连续性、稳定性和可靠性。

Claims

1.一种航天测控设备自引导方法，其特征在于：包括以下步骤：

a.开始；

2.根据权利要求1所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：步骤b中，地面航天测控站设备对初始捕获的目标飞行器的遥测数据进行接收解调，并通过目标多星座定位挑路解算获取目标定位信息，再进行目标弹道拟合外推，生成自引导弹道，用于引导地面天线对准目标，随后进行目标状态是否符合自跟踪判断。

3.根据权利要求1所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：步骤e中，跟踪的弧段结束判断为否，按设定优先级别及算法引导地面天线对准目标，进行丢失重捕，并实时接收遥测数据，解算目标多星座定位信息。

4.根据权利要求2所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：所述引导弹道的拟合外推生成，需进行传输及延时扣除处理。

5.根据权利要求2所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：所述目标多星座定位挑路解算为采用插播在遥测帧中的多星座接收机定位数据进行实时解算。

6.根据权利要求2或4所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：所述引导弹道为地面航天测控站设备测控目标飞行器的实时引导弹道。

7.根据权利要求6所述的航天测控设备自引导方法，其特征在于：所述地面航天测控站设备包括跟踪测量设备、遥测设备、遥控设备、通信设备及监控显示器，用于直接对飞行器进行跟踪测量、遥测、遥控及通信。